飛機系統(tǒng)與動力裝置練習題(pdf 37頁).pdf

1 課 堂 練 習 01 4 改善飛機性能 促進飛機發(fā)展的基本途徑是 d A 改善飛機氣動特性 B 采用功率大 品質(zhì)優(yōu)良的發(fā)動機 C 確保飛機的操縱性和穩(wěn)定性 D 以上都是 6 世界公認的第一次成功地進行帶動力飛行的飛機制造和試飛者是 a A 萊特兄弟于 1903 年 B 蘭利于 1903 年 C 萊特兄弟于 1902 年 D 蒙哥爾菲于 1783 年 10 民用運輸機是指 d A 客機 B 除軍用機以外的飛機 C 貨機 D 客機 貨機及客貨兩用機 11 波音 737 300 型飛機最大客座數(shù)為 149 人 巡航速度為 960KM h 它屬于 c A 中型低速飛機 B 大型高亞音速飛機 C 中型高亞音速飛機 D 以上都不對 12 國產(chǎn) Y7 100 型飛機客座數(shù)為 48 人 巡航速度為 481KM h 它屬于 b A 中型低速飛機 B 小型低速飛機 C 小型亞音速飛機 D 小型支線客機 13 某客機機身內(nèi)設有 240 個座位 按客座數(shù)分類 該飛機屬于 c A 小型客機 B 中型客機 C 大型客機 D 巨型客機 14 現(xiàn)代民用客機普遍采用的機翼配置型式為 b A 雙凸翼型 B 下單翼 C 后掠翼 D 中單翼 15 按動力裝置位置對飛機分類 某飛機可稱為 a A 機身尾吊式飛機 B 單發(fā)飛機 C 噴氣式飛機 D 渦槳式飛機 16 對現(xiàn)代飛機的基本要求是應具有 d A 良好的氣動外形 2 B 足夠的強度剛度且重量輕 C 工藝性好 使用維護方便 D 以上都對 17 對旅客機的特殊要求可以概括為 c A 強度高 剛度好 B 維護方便 工藝性好 C 安全 經(jīng)濟 舒適 D 氣動外形好 重量輕 18 飛行安全即無飛行事故 在執(zhí)行飛行任務時發(fā)生飛機失事的基本原因可以分為三大類 b A 單因素 雙因素 多因素 B 人 飛機 環(huán)境 C 機場內(nèi) 進場區(qū) 巡路上 D 機組 航管 簽派 20 世界商用客機失事階段 1959 1993 年 統(tǒng)計表明 b A 80 發(fā)生在機場內(nèi)或沖出跑道或在跑道外接地 B 起飛和著陸是事故多發(fā)階段 C 機組原因大約占 70 左右 D 人為因素是造成事故的基本原因 21 民用飛機基本組成是 d A 機體和起落裝置 B 動力裝置與飛行操縱系統(tǒng) C 飛行儀表 電氣 無線電 雷達等特種設備以及液壓 空調(diào) 氧氣 防冰 防火等工作系統(tǒng) D 包括 A B C 22 飛機起落裝置是指 d A 起落架 B 起落架系統(tǒng) C 增升 減速裝置 D B 和 C 23 某客機客座數(shù)為 230 座 載重航程是 8000 公里 它屬于 a A 大型遠程客機 B 大型中程客機 C 中型中程客機 D 中型遠程客機 03 3 波音 737 300 型飛機屬于 A 小型客機 B 前三點式飛機 C 渦扇式飛機 D 亞音速飛機 8 飛行事故的人為原因主要包括 A 機組人員 B 機務維護人員 C 空管與簽派人員 3 D 氣象人員 9 對飛機的基本要求是 A 良好的氣動外形 制造工藝性好 B 足夠的強度 剛度 重量輕 C 經(jīng)濟性好 使用維護方便 D 安全 經(jīng)濟 舒適 11 對旅客機的特殊要求可概括為 A 氣動外形好 維護方便 B 安全性好 C 經(jīng)濟性 舒適性好 D 強度高 重量輕 12 提高飛機飛行速度的主要途徑是 A 改善飛機氣動特性 B 采用功率大 品質(zhì)優(yōu)良的發(fā)動機 C 采用先進導航系統(tǒng) D 確保飛機穩(wěn)定性 操縱性 課 堂 練 習 11 1 飛機載荷是指 A 升力 B 重力和氣動力 C 道面支持力 D 飛機運營時所受到的所有外力 3 在研究旅客機典型飛行狀態(tài)下的受載時 常將飛機飛行載荷分為 A 升力 重力 推力 阻力 B 平飛載荷 曲線飛行載荷 突風載荷 C 飛行載荷 地面載荷與座艙增壓載荷 D 靜載荷 動載荷 4 飛機等速平飛時的受載特點是 A 沒有向心力而只受升力 重力 推力和阻力作用 B 升力等于重力 推力等于阻力 飛機所有外力處于平衡狀態(tài) C 既有集中力 也有分布力 D 以上都對 10 飛機在水平面內(nèi)作等速圓周運動時 其所受外力為 A 升力 重力 推力 阻力 向心力 B 升力 重力 推力 阻力不平衡 其合力提供向心力 C 所受升力隨坡度增大而增大 D B 和 C 都對 4 11 雙發(fā)飛機空中轉彎的向心力由 A 飛機重力提供 B 機翼升力提供 C 發(fā)動機推力提供 D 副翼氣動力提供 12 飛機水平轉彎時所受外力有 A 升力 重力 推力 阻力 B 升力 重力 推力 阻力 向心力 C 升力 重力 推力 阻力 慣性力 D 升力和重力 推力和阻力始終保持平衡 13 飛機轉彎時的坡度的主要限制因素有 A 飛機重量大小 B 飛機尺寸大小 C 發(fā)動機推力 機翼臨界迎角 飛機結構強度 D 機翼剖面形狀 15 某運輸機在飛行中遇到了很強的垂直上突風 為了保證飛機結構受載安全 飛行員一般采用的控制方法是 A 適當降低飛行高度 B 適當增加飛行高度 C 適當降低飛行速度 D 適當增大飛行速度 16 在低空飛行時突然遇到一陣強的水平順突風 此時對飛機最大危害是 A 飛機結構強度可能不足 B 飛機可能迅速失去安全高度出現(xiàn)危險 C 對飛機結構強度不會造成威脅 D B 和 C 19 在某飛行狀態(tài)下 飛機升力方向的過載是指 A 裝載的人員 貨物超過規(guī)定 B 升力過大 C 該狀態(tài)下飛機升力與重量之比值 D 該狀態(tài)下飛機所受外力的合力在升力方向的分量與飛機重量的比值 20 飛機水平轉彎時的過載 A 與轉彎半徑有關 B 與轉彎速度有關 C 隨轉彎坡度增大而減小 D 隨轉彎坡度增大而增大 21 關于飛機過載的說法正確的是 A 飛機曲線飛行過載都大于 1 B 飛機過載值都為正 C 飛機突風過載比平飛過載大 D 飛機機動飛行時的過載往往比平飛過載大 22 n 設計與 n 使用的實際意義分別是 A 表明飛機結構承載能力和飛機飛行中的受載限制 B 表明飛機飛行中的受載限制和飛機結構承載能力 C 表明飛機結構的受載限制和飛機飛行中實際受載大小 5 D 表示飛機結構承載余量和飛機飛行中實際受載大小 23 運輸機突風過載的影響因素有 A 飛機升力系數(shù)曲線斜率 B 飛機重量與機翼面積 C 空氣密度 突風速度 飛行速度 D A B C 24 飛機在低空飛行或起飛 著陸過程中如遇到垂直向下突風 則應注意 A 因飛機升力突增而受載增大 B 因飛機升力突減而掉高度太多 可能導致下俯接地 C 因飛機阻力突增而失控 D 因發(fā)動機功率突減而減速 26 機翼外載荷的特點是 A 以分布載荷為主 B 主要承受接頭傳給的集中載荷 C 主要承受結構質(zhì)量力 D 主要承受彎矩和扭矩 27 機翼設計載荷 q 氣動的大小及作用點 A 大小與機翼成正比 作用于機翼壓力中心線上 B 大小與弦長成正比 作用于機翼剛心線上 C 大小與弦長成正比 作用于機翼壓力中心線上 D 大小與弦長成正比 作用于機翼重心線上 28 在機翼內(nèi)裝上燃油 前緣吊裝發(fā)動機 對機翼結構 A 會增大翼根部彎矩 剪力和扭矩 B 可減小翼根部彎矩 剪力和扭矩 C 有利于飛機保持水平姿態(tài) D 有利于保持氣動外形 29 通?？筛鶕?jù)機翼蒙皮所用材料對機翼進行分類 現(xiàn)代客機采用 A 布質(zhì)蒙皮機翼 B 金屬蒙皮機翼 C 復合材料機翼 D 梁式機翼 30 典型的機翼結構型式為 A 上單翼 中單翼 下單翼 B 桁梁式 桁條式 蒙皮式 C 布質(zhì)蒙皮機翼 金屬蒙皮機翼 D 梁式 單塊式 夾層與整體結構機翼 31 現(xiàn)代客機常采用的機翼型式為 A 中單翼 B 三角翼 C 后掠下單翼 D 桁條式機翼 32 飛行中機翼會產(chǎn)生扭轉變形 其結構原因是 A 壓力中心線 重心線不重合 B 壓力中心線 重心線與剛心線不重合 6 C 采用單梁結構 D 前緣吊裝有發(fā)動機 33 現(xiàn)代民用運輸機機體結構通常為骨架加蒙皮所構成的 A 夾層結構 B 薄壁結構 C 整體結構 D 硬殼式結構 34 飛行中機翼沿翼展方向的受力特點是 A 從翼根到翼尖逐漸增大 B 從翼尖到翼根逐漸增大 C 載荷大小基本不變 D 翼尖處受載情況嚴重 35 與機翼受載相對比 機身受載的特點是 A 主要承受對稱載荷 B 主要承受非對稱載荷 C 機身以承受裝載及部件傳給的集中力為主 D 機身主要承受結構質(zhì)量力 37 飛機正常起飛 為抬起前輪 飛行員向后拉桿 這時由升降舵?zhèn)鹘o機身的載荷為 A 對稱載荷 B 動載荷 C 非對稱載荷 D 氣動載荷 38 雙發(fā)飛行中一發(fā)突然失效 飛行員立即操縱方向舵保持住飛行方向 請問方向舵 傳給機身的載荷為 A 對稱載荷 B 非對稱載荷 C 集中載荷 D B 和 C 40 現(xiàn)代飛機都是以骨架加蒙皮的薄壁結構 按結構情況將機身分為 A 梁式 單塊式 夾層與整體結構 B 桁梁式 桁條式 蒙皮式 C 桁架式 硬殼式 薄殼式 D 桁架式 多梁式 硬殼式 41 桁條式機身基本組成的構件有 A 桁條 蒙皮 梁 肋 B 桁條 蒙皮 隔框 C 桁條 蒙皮 地板 壁板 D 桁條 梁 蒙皮 隔框 42 客機尾翼的通常配置型式有 A 單立尾 雙立尾 三立尾 B 正常尾翼 V 型尾翼 鴨式尾翼 C 正常尾翼 后掠式平尾與立尾 高平尾 D 正常尾翼 后掠式平尾與立尾 平尾在立尾頂上或中上的后掠尾翼 44 什么是構件的強度 7 A 構件抵抗變形的能力 B 構件抵抗破壞的能力 C 構件保持原有平衡形態(tài)的能力 D 構件的承載能力 45 什么是飛機結構的剛度 A 飛機結構抵抗變形的能力 B 飛機結構抵抗破壞的能力 C 飛機結構保持其平衡形態(tài)的能力 D 飛機結構的承載能力 47 安全系數(shù)的定義是 A n設計 n破壞 B n設計 n使用 C n使用 n設計 D p破壞 p設計 51 現(xiàn)代大型飛機副翼都是分段的 其主要目的是 A 減小操縱力矩 B 提高操縱效率 C 增大操縱力矩 D 提高操縱靈活性 防止因機翼彎曲變形過大時引起副翼偏轉卡滯 52 現(xiàn)代飛機采用全動平尾的主要目的是 A 減小飛機俯仰操縱力矩和桿力 B 保證飛機迅速升降 C 減小干擾阻力 D 改善飛機在高速飛行時的俯仰操縱性 53 飛機全動平尾是指 A 水平安定面可調(diào) 升降舵可操縱平尾 B 安定面 升降舵 調(diào)整片都可由飛行員操縱使之偏轉運動的平尾 C 水平安定面與升降舵為一整體的平尾 D 升降舵既可人工操縱 也可液壓操縱 自動操縱的平尾 55 飛機飛行中水平轉彎時如果坡度超過規(guī)定 則很可能導致 A 機翼蒙皮撕裂 B 飛機失去橫側操縱性 C 飛機失速 D 副翼反操縱 57 對特定的飛機而言 當其受到垂直突風作用時 它所受突風載荷大小的主要影響因素是 A 飛行速度和突風強度 B 飛行高度 C 機翼翼展 D 舵面偏角 58 飛機使用過載 n 使用是指 A 飛機飛行過程中所受的過載 B 飛機正常飛行中允許的最大過載 C 飛機在某飛行狀態(tài)下升力與重力的比值 D 飛機設計結構承載能力指標 8 61 為了防止飛機高速飛行時出現(xiàn)副翼反操縱現(xiàn)象 大型運輸機采用了 A 襟副翼 B 差動副翼 C 內(nèi) 外混和副翼 D 副翼前緣加配重 62 在飛機結構壽命期內(nèi) 其結構的失效故障發(fā)生率隨時間的變化規(guī)律呈現(xiàn) A 盆式 曲線 B 線性增加曲線 C 線性下降曲線 D 隨機變化曲線 63 飛機結構的疲勞破壞是指 A 結構在分布載荷作用下發(fā)生的斷裂與破損 B 結構在集中載荷作用下發(fā)生的斷裂與破損 C 結構在對稱載荷作用下發(fā)生的斷裂與破損 D 結構在交變載荷作用下發(fā)生的斷裂與破損 64 飛機在垂直平面內(nèi)作曲線飛行與平飛所受外力類型相同 有升力 重力 推力或拉力 阻力 A 對 B 錯 77 飛機在垂直平面內(nèi)作曲線飛行時 機翼 尾翼傳給機身的載荷為不對稱載荷 機身在對稱載荷下主要產(chǎn)生扭轉變形 A 對 B 錯 27 飛行中機翼發(fā)生彎扭顫振時 A 彎曲產(chǎn)生阻振力 扭轉產(chǎn)生激振力 B 彎曲產(chǎn)生激振力 扭轉產(chǎn)生阻振力 C 彎曲和扭轉都產(chǎn)生激振力 28 機翼彎扭顫振的表現(xiàn)形式為 A 機翼彎曲振動的頻率和振幅加劇直至破壞 B 機翼扭轉振動的頻率和振幅加劇直至破壞 C 機翼彎曲 扭轉振動的頻率和振幅都加劇直至破壞 29 機翼產(chǎn)生彎扭顫振的結構原因是 A 機翼為彈性結構體 且機翼剖面剛心與重心不重合 B 機翼為剛性結構體 且機翼剖面剛心與重心重合 C 機翼為彈性結構體 且機翼剖面剛心與重心重合 30 飛機允許的最大飛行速度 V最大 機翼彎扭 顫振臨界速度 V臨界與機翼彎曲副翼偏轉顫 振臨界速度 V副翼臨界之間的關系是 A V最大 V臨界 V副翼臨界 B V臨界 V副翼臨界 V最大 C V副翼臨界 V最大 V臨界 31 飛行中如果發(fā)現(xiàn)機翼結構有損傷 則其顫振臨 界速度將 A 不變 B 減小 9 C 增大 13 4 飛機機翼的設計載荷包括 A 空氣動力 B 發(fā)動機推力 C 機翼機構質(zhì)量力 D 部件質(zhì)量力 5 為了保證機構承載能力 對飛機使用限制有 A n使用 n設計 B V V最大 C 臨 D f 2 6 機翼的功用是 A 吊裝發(fā)動機 起落架等部件 B 裝載飛機燃油 C 安裝操縱機構 D 產(chǎn)生升力 E 獲得橫側穩(wěn)定性和操縱性 10 出現(xiàn)副翼反操縱的原因是 A 飛行速度過大 B 機翼彎曲變形過大 C 機翼扭轉變形過大 D 副翼分段制造 13 飛艇按構造特點分為 A 軟式 B 半硬式 C 硬式 D 金屬式 15 下列關于飛機過載的描述 正確的有 A 突風過載總比平飛過載大 B 飛機過載值大小表明飛機的受載的嚴重程度 C 飛機設計過載大小表明其經(jīng)受強突風的能力 D 飛機的過載值可能小于零 16 機翼的主要變形有 A 彎曲 B 扭轉 C 剪切 D 拉伸 17 薄殼式機身的基本型式有 A 桁梁式 B 桁條式 C 夾層與整體結構 D 蒙皮式 18 對飛機結構的主要剛度要求包括 10 A 防止彈性變形過大使氣動性變壞與副翼反逆 B 結構變形不導致操縱與傳動機構卡阻 C 機 尾翼顫振臨界速度大于最大允許飛行速度 D 飛機滑跑不應抖動 4 結構上防止機翼彎扭顫振的正確方法是 A 加厚蒙皮 B 不在機翼上掛裝發(fā)動機 C 使機翼剖面重心前移 課 堂 練 習 31 1 飛機上的飛行操縱面是鉸接的活動面 這些操縱面是 A 副翼 方向舵和升降舵 B 調(diào)整片 隨動片 擾流板和減速板 C 前緣襟翼 縫翼和后緣襟翼 D 包括主操縱面和輔助操縱面兩大類 2 飛行操縱系統(tǒng)中主操縱系統(tǒng)在飛行中的功用是 A 用來操縱副翼 方向舵和升降舵的運動 B 操縱飛機繞縱軸 立軸和橫軸轉動 以改變或保持飛機的飛行姿態(tài) C 操縱飛機沿縱軸 立軸和橫軸運動 以改變或保持飛機的飛行姿態(tài) D 操縱飛機起飛 著陸和上升 下降 3 在飛行中 飛機需要向左改變航向時應 A 蹬左腳蹬 向右轉駕駛盤 B 向左轉駕駛盤 蹬左腳蹬 C 向左轉駕駛盤 蹬右腳蹬 D 蹬右腳蹬 向右轉駕駛盤 4 左轉駕駛盤 左壓桿 時 副翼的運動和飛機的姿態(tài)為 A 左副翼向下 右副翼向上 飛機向右傾斜 B 左副翼向下 右副翼向上 飛機向左傾斜 C 左副翼向上 右副翼向下 飛機向左傾斜 D 左副翼向上 右副翼向下 飛機向右傾斜 10 根據(jù)操縱力的傳遞特點可將飛機主操縱型式分為 A 人工操縱與自動操縱 B 無助力機械式主操縱與助力式主操縱 C 液壓式主操縱與電傳式主操縱 11 D 機械式主操縱與液壓式主操縱 12 在軟式傳動中的鋼索必須要有一定的預加張力 其原因是 A 防止氣溫變化使鋼索松弛 B 在操縱舵面時減小鋼索受力 C 防止鋼索使用過程中變松 D 克服 彈性間隙 改善系統(tǒng)靈敏性 17 有些飛機的飛行操作系統(tǒng)中裝有舵面鎖定機構 舵面鎖 可將舵面鎖定在一定位置 舵面鎖是在 A 大風天飛機停放時使用 以防止舵面被風吹動使操作系統(tǒng)的構件受到撞擊和磨損 B 大風天平飛時使用 以保持飛機的穩(wěn)定飛行 C 地面停放和大風天的滑行時使用 D 大風天滑行和大風天地面停放時使用 18 對有助力器的飛行操縱系統(tǒng)的飛機 其停放時 舵面鎖定是靠 A 舵面鎖 B 載荷感覺器 C 助力器 D 阻尼器 19 在無回力式助力操作系統(tǒng)中 為了給飛行員提供適當?shù)牟倏v感覺力以防止操縱過量和動作過于粗猛 系統(tǒng)都設置有 A 感力和定中機構 B 載荷限制器 C 液壓伺服控制器 D 負補償片 21 襟副翼是指 A 襟翼和副翼合為一體的操縱面 B 襟翼放下時 副翼隨之放下一定角度 起襟翼作用的副翼 C 副翼放下時 襟翼隨之放下一定角度 起副翼作用的襟翼 D A 和 B 22 現(xiàn)代大型客機的兩邊機翼上裝有內(nèi) 外兩塊副翼以構成內(nèi) 外混合副翼 其工作情況是 A 在飛行中同時使用內(nèi) 外副翼 以增大飛機橫側操縱能力 B 在小速度飛行時使用內(nèi)側副翼 大速度時使用外副翼 C 飛行中只使用外副翼 內(nèi)副翼只起備份作用 D 在低速時內(nèi)外副翼同時使用 而在高速飛行時外副翼被鎖定 24 需要操縱飛機抬頭直線爬升時 應 A 柔和后拉駕駛桿并蹬左腳蹬 B 柔和前推駕駛桿并左轉駕駛盤 C 柔和后拉駕駛桿 D 柔和后拉駕駛桿并左轉駕駛盤 27 現(xiàn)代大型飛機的飛行操縱系統(tǒng)為了減輕操縱感力 廣泛采用了有助力的操作系統(tǒng) 它們大多數(shù)是利用 A 液壓帶動舵面 以減小操縱力 B 電力帶動舵面 以減小操縱力 C 氣動助力帶動舵面 以減小操縱力 D 機械和液壓帶動舵面 以減小操縱力 28 隨動補償片與配平調(diào)整片相比 A 兩者的操縱完全相同 B 兩者都與舵面同向偏轉 12 C 兩者都與舵面反向偏轉 能減小操縱感力 D 前者與舵面同向偏轉 后者與舵面反向偏轉 31 在駕駛艙中判斷襟翼位置主要依據(jù)是 A 襟翼手柄的位置 B 襟翼驅(qū)動裝置的運動 C 襟翼指位表的指示 D 液壓系統(tǒng)工作是否正常 35 裝在機翼上表面的飛行擾流板與副翼配合作橫側操縱時 它的情況是 A 在用駕駛盤操縱副翼的同時 兩邊機翼的擾流板張開 B 與副翼同步工作 即副翼向上偏轉時 機翼上的飛行擾流板向上張開 C 與副翼工作相反 即副翼上偏的機翼飛行擾流板向下張開 D 在操縱副翼的同時 副翼向上偏轉的機翼飛行擾流板向上張開 副翼向下偏轉的機翼擾流板緊貼翼面不動 36 操縱具有無助力主操縱系統(tǒng)的飛機左盤旋等待飛行應蹬左舵壓左盤并進行配平 這樣飛機的形態(tài)是 A 右副翼上偏 調(diào)整片下偏 B 方向舵左偏 調(diào)整片上偏 C 右副翼上偏 左副翼下偏 D 方向舵左偏 左副翼上偏 37 現(xiàn)代大型運輸機的增升裝置包括 A 前緣襟翼 B 飛行擾流板 C 后緣襟翼 D A 和 C 38 配平調(diào)整片的基本功用是 A 減小或消除操縱桿力 B 帶動主舵面反向偏轉 修正飛機姿態(tài) C 直接用調(diào)整片對飛機進行姿態(tài)控制 D 幫助飛機地面減速 39 大 中型運輸機為液壓助力式 要減輕或消除操縱感覺力 可以通過對 的操縱來實現(xiàn) A 配平調(diào)整片 B 感力定中機構 C 馬赫配平 D A 和 C 40 大型機俯仰配平操縱有三種方式 主電動配平 自動駕駛儀配平 人工機械配平 對俯仰配平的使用 起飛前 A 只能采用人工機械操縱 B 應根據(jù)飛機重心和襟翼位置因素 將水平安定面調(diào)定在綠色區(qū)域內(nèi)的適當位置上 C 應檢查三種配平方式的超控關系是否正常 D 使用配平剎車將水平安定面固定好 41 馬赫配平系統(tǒng)用來提供較高馬赫數(shù)飛行時飛機的穩(wěn)定性 關于它的使用是 A 該系統(tǒng)需飛行員進行操縱才能實現(xiàn)馬赫配平 B 當 M 數(shù)超過設定值時 不需飛行員的操縱控制信號系統(tǒng)自動工作 C 飛機飛行中 該系統(tǒng)隨飛機速度的增大輸出超控指令給舵機對安定面進行調(diào)整 D 馬赫配平系統(tǒng)通常使用于起飛滑跑的后段和著陸滑跑的前段 保證起飛 著陸的穩(wěn)定性 42 偏航阻尼器的功用是 A 改善飛機高速飛行時的方向穩(wěn)定性 13 B 改善飛機低速飛行時的方向穩(wěn)定性 C 改善飛機小速度飛行時的方向和橫側穩(wěn)定性 D 按空速信號和方向舵?zhèn)然羌铀俣刃盘栆赃m時提供指令使方向舵相對飄擺振蕩反方向偏轉 從而增大偏航阻尼 消除飄 擺 43 現(xiàn)代大中型飛機都設置有失速警告系統(tǒng) 在 時給飛行員提供明顯的抖桿或燈光 音響警告信號 以便及時改出 A 飛機失速 B 大約比失速速度大 7 的速度飛行 C 大約比失速速度小 7 的速度飛行 D 飛機以臨界迎角飛行 44 飛機失速警告系統(tǒng)的功用是 A 失速警告信號向飛行員表明飛機已經(jīng)失速 飛機處于危急狀態(tài) B 提醒飛行員飛機即將進入失速 應立即推桿減小迎角以防止飛機進入危險的失速狀態(tài) C 告訴飛行員現(xiàn)在飛機飛行速度已經(jīng)過小 必須加大油門增速 D 飛機失速警告以駕駛桿抖動告警 告訴飛行員發(fā)動機有抖動故障 45 對于一確定的飛機 駕駛桿力的大小主要與飛行速度及舵面偏角有關 A 對 B 錯 48 為了減小桿力和減輕長途飛行的疲勞 現(xiàn)代高速大型飛機大多數(shù)裝有配平調(diào)整片 A 對 B 錯 49 飛機飛行主操縱系統(tǒng)的基本組成是副翼 方向舵 升降舵 A 對 B 錯 54 液壓助力式主操縱系統(tǒng)按操縱信號傳遞的方式可分為機械傳動液壓助力式主操縱系統(tǒng)與電力傳動液壓助力式主操縱系統(tǒng) 簡稱 電傳操縱系統(tǒng) 兩大類 A 對 B 錯 55 現(xiàn)代大中型飛機橫側操縱的特點之一是通過副翼加飛行擾流板的偏轉來完成的 A 對 B 錯 56 現(xiàn)代大中型飛機俯仰操縱的特點之一是廣泛采用升降舵加可調(diào)水平安定面的操縱方式 對可調(diào)水平安定面的操縱常稱為俯仰配 平 其配平方式有三種 機械式 電動式與氣動式 A 對 B 錯 58 飛行擾流板和地面擾流板的基本功用是卸升 增阻 減速 起飛前所有飛行和地面擾流板均應在放下位 否則加油門起飛時會 出現(xiàn)起飛形態(tài)警告 A 對 B 錯 60 大中型飛機機翼前緣除了有縫翼外 還有前緣襟翼 起飛前應通過其控制手柄將前緣襟翼放到規(guī)定位置 否則起飛加推力起飛 時會出現(xiàn)起飛形態(tài)警告 A 對 B 錯 18 液壓助力式主操縱系統(tǒng)中的助力器由 A 傳動搖臂控制活門組件組成 14 B 傳動搖臂和動作筒組成 C 控制活門組件和動作筒組成 19 采用液壓助力式主操縱系統(tǒng)的飛機 其舵面?zhèn)鲃觿恿?A 飛行員通過操縱機構施加的主操縱力 B 舵面偏轉產(chǎn)生的空氣動力 C 液壓助力器的液壓傳動力 20 在液壓助力式主操縱系統(tǒng)中 如果助力器的輸入信號僅有飛行員的操縱信號而無舵面運動的反饋信號 則將出現(xiàn)的現(xiàn)象是 A 舵面將不隨飛行員的操縱而偏轉 且位置固定 B 舵面將隨飛行員的操縱方向偏轉 直到極限位置 C 舵面將隨飛行員的操縱方向偏轉 且稍一運動就立刻停止 21 采用液壓助力式主操縱系統(tǒng)的飛機 主操縱面的偏轉 A 與飛行員的操縱方向和操縱量相對應 B 與液壓系統(tǒng)的壓力大小相對應 C 與飛行員的操縱和液壓系統(tǒng)壓力無關 22 采用不可逆液壓助力式主操縱系統(tǒng)的飛機 其主操縱力主要由 提供 A 舵面偏轉產(chǎn)生的氣動載荷 B 操縱力感覺裝置 C 傳動結構的摩擦力 23 彈簧式感力定中裝置可給飛行員提供與 A 飛行速度成正比的模擬感覺力 B 飛行員操縱行程成正比的模擬感覺力 C 飛行高度成正比的模擬感覺力 24 動壓式感力定中裝置可給飛行員提供與 A 飛行速度成正比的模擬感覺力 B 飛行員操縱行程成正比的模擬感覺力 C 飛行速度和高度成正比的模擬感覺力 25 感力計算機可給飛行員提供與 A 飛行速度成正比的模擬感覺力 B 飛行速度 高度和飛行員操縱行程成正比的模擬感覺力 C 飛行員操縱行程成正比的模擬感覺力 26 飛行主操縱系統(tǒng)采用電傳操縱 其含義是 A 操縱信號由電力傳遞到助力器的控制部分 B 各主操縱面的傳動動力為電力 C 操縱信號由電力直接傳遞到舵面 33 2 每架飛機都應有的操縱面有 A 主操縱面 B 增升裝置 C 配平裝置 D 隨動補償片與反補償片 4 一架低速小型飛機的飛行主操縱系統(tǒng)的基本組成是 A 操縱機構 B 液壓助力器 C 機械傳動機構 15 D 操縱面 10 屬于飛機電傳操縱的特點有 A 操縱輸入用電信號傳遞 B 用側桿取代駕駛桿 駕駛盤 C 通過飛行控制計算機處理操縱信號后向液壓助力器放出操縱指令 D 電力傳送操縱輸入信號采用了多臺計算機處理系統(tǒng) 11 配平調(diào)整片的功用有 A 用于飛行中減輕或消除操縱力 B 有助于抵消飛機飛行中的不平衡力 控制飛機的平衡 C 必要時可操縱調(diào)整片帶動主舵面反向操縱 從而對飛機進行姿態(tài)修正控制或者用此方法來調(diào)整飛機的平衡 D 平衡位于鉸鏈軸線后部主操縱面的重量 12 關于對配平調(diào)整片的操縱 表述正確的有 A 通常采用機械式或電動式操縱 B 配平省力操縱動作方向與主操縱動作方向一致 C 配平調(diào)整片設有中立位置指示 D 配平操縱動作方向與主操縱動作方向相反 以便減輕或完全消除操縱桿力 13 大中型客機俯仰配平常指對水平安定面的操縱 其配平方式通常有 A 主電動配平 B 馬赫配平 C 自動駕駛儀配平 D 人工機械配平 14 關于襟翼的操縱使用 A 在駕駛艙內(nèi)有襟翼收放手柄對襟翼進行操縱控制 B 通常 起飛時襟翼放下角度較小 而著陸放下角度較大 C 前緣襟翼的收放與后緣襟翼同步并受后緣襟翼收放動作的控制 無需單獨控制 D 飛機起飛前 襟翼必須放下至起飛位 否則將出現(xiàn)起飛形態(tài)警告 15 飛行擾流板的功用是 A 在空中對稱升起增阻減速 B 在地面與地面擾流板一同起卸升 增阻 減速 C 飛行中隨副翼操縱非對稱升起幫助橫滾操縱 D 擾動流場 延緩氣流分離 16 關于擾流板與減速板的敘述 正確的是 A 減速板包括飛行擾流板和地面擾流板 B B737 300 飛機擾流板由中央操作臺上的減速板手柄控制其工作 飛行中需要緊急下降高度時 將減速板手柄置于 飛行 卡 位 飛行擾流板 地面擾流板同時升起 C 飛機著陸時 飛行擾流板和地面擾流板同時對稱升起起增阻 卸升作用 D 地面擾流板僅在飛機處于地面時才能工作 17 當飛機在地面并且有一個或兩個推力手柄被推到起飛位 起飛形態(tài)警告就被預位 此時 能引起間歇性的起飛形態(tài)警告喇叭告 警聲響的情況有 A 水平安定面不在綠區(qū)范圍內(nèi) B 飛機速度低于一定值 C 襟翼未放到規(guī)定的起飛角度范圍 D 減速板手柄不在 放下 卡位 2 影響主操縱力大小的主要因素是 16 A 飛行速度和高度 B 主操縱面的尺寸 C 主操縱面的偏轉角度 3 液壓助力器根據(jù) 來操縱舵面偏轉 A 飛行員操縱信號和舵面運動的反饋信號 B 自動駕駛儀輸入信號和舵面運動的反饋信號 C 飛行員的操縱信號 4 某運輸機在加油門起飛時出現(xiàn)警告喇叭斷續(xù)響 可能的原因是 A 水平安定面未調(diào)整到適當位置 B 襟翼未放下到起飛位置 C 減速板未在放下位置 5 先進民用運輸機設置了突風載荷降低系統(tǒng) 其目的主要是 A 減小機翼結構重量 B 改善飛機乘員的舒適性 C 改善飛機的橫向穩(wěn)定性 課 堂 練 習 41 3 液壓油箱增壓的目的是 A 增大供油量 B 增加供油速度 C 保持流量不變 D 提高并保持系統(tǒng)的高空性 防止管路氣塞 4 液壓系統(tǒng)壓力不穩(wěn)定波動的原因是 A 系統(tǒng)壓力不夠 B 系統(tǒng)中有空氣 C 卸荷活門的壓力調(diào)節(jié)不當 D 油箱增壓壓力不穩(wěn)定 5 將油液壓力能轉變?yōu)樾D運動機械能的附件是 A 齒輪泵 B 動作筒 C 液壓馬達 17 D 蓄壓器 6 將機械能轉變?yōu)閴毫δ艿囊簤焊郊?A 液壓馬達 B 動作筒 C 柱塞泵 D 蓄壓器 8 液壓系統(tǒng)蓄壓器的主要功用是 A 保證向油泵連續(xù)供油 B 當系統(tǒng)中沒有附件工作時 卸去油泵的負載 C 可作為手搖泵的應急供油 D 當系統(tǒng)有多個裝置同時需供壓時增大系統(tǒng)供油輸出功率 減小壓力波動 油泵供壓失效 可提供有限應急供油 10 能夠自動地控制油液從正常系統(tǒng)或應急系統(tǒng)到動作筒的附件是 A 節(jié)流活門 B 換向活門 C 單向活門 D 減壓活門 12 液壓動作筒的主要功用是 A 將油壓力轉變?yōu)殪o力 B 將油液從壓力油路傳輸?shù)交赜吐?C 傳遞壓力油 D 將油液壓力能轉變?yōu)闄C械能 14 飛機液壓系統(tǒng)常用于傳動 A 起落架收放和剎車 B 飛行操縱面 C 前輪轉彎 D 以上都對 16 液壓系統(tǒng)的安全活門的功用是 A 保證系統(tǒng)的壓力在規(guī)定的最大值以內(nèi) B 保證系統(tǒng)的溫度在規(guī)定的最大值以內(nèi) C 保證系統(tǒng)的流量在規(guī)定的最大值以內(nèi) D 以上都對 17 液壓油泵的功用是 A 將機械能轉變?yōu)橐簤耗?B 控制液壓油壓力 C 將液壓能轉變?yōu)闄C械能 D 控制液壓油的流動方向 20 造成油壓剎車松軟的主要原因是 A 系統(tǒng)中有空氣 B 內(nèi)漏 C 外漏 D B 和 C 20 通常用于飛機襟翼收放的液壓驅(qū)動附件是 A 液壓馬達 B 動作筒 18 C 液壓油泵 D 液壓選擇活門 23 油濾是用來清潔油液的裝置 為了保證連續(xù)供油 在油濾裝置里設置有 A 放沉淀口 B 旁通活門 C 濾芯 D 控制活門 26 大型飛機油箱增壓氣體通常來自 A 壓縮空氣泵 B 沖壓空氣 C 發(fā)動機壓氣機引氣 D 以上都對 28 通常大型運輸機液壓系統(tǒng)正常工作壓力設置為 A 2000PSI B 1000PSI C 3000PSI D 4000PSI 30 蓄壓器主要類型有隔膜式 活塞式 它們的共同特點是 A 都具有氣體腔和與系統(tǒng)相連的油腔 B 都具有單向活門 保證在系統(tǒng)需要壓力油時向系統(tǒng)供壓 C 氣體壓力總大于流體壓力 保證向系統(tǒng)供壓 D A 和 B 36 飛機油壓傳動是利用管路流體能傳遞壓力能作功去傳動飛機部件 A 對 B 錯 39 液壓油泵是一種把液壓能轉變?yōu)闄C械能的裝置 飛機上常采用齒輪泵和柱塞泵兩種 A 對 B 錯 42 液壓系統(tǒng)中油濾進出口壓力差會因污染或結冰而增大 當這種壓力差達到一定值時 油濾堵塞信號燈會發(fā)亮 這表示供壓系統(tǒng) 即將中斷 A 對 B 錯 49 有的飛機液壓系統(tǒng)壓力表直接與蓄壓器氣體腔相連 當壓力表指示為零時 則表示系統(tǒng)完全失壓 A 對 B 錯 4 液壓系統(tǒng)的泄流損失是指 A 液壓油從管道破裂處 接頭等處漏出造成系統(tǒng)壓力下降 B 液壓油從傳動件的高壓端沿間隙流向低壓端造成系統(tǒng)壓力下降 C 包括 A 和 B 8 現(xiàn)代飛機液壓系統(tǒng)中液壓泵的正常驅(qū)動動力為 A 手動或腳動 B 發(fā)動機驅(qū)動或電機驅(qū)動 C 空氣渦輪或沖壓空氣 11 當液壓油濾被雜質(zhì)堵塞時 液壓系統(tǒng) 19 A 將不能繼續(xù)工作 B 可通過油濾的旁通油路連續(xù)供壓 C 壓力指示將迅速上升 22 現(xiàn)代運輸及采用兩到三個液壓助力器來傳動同一飛行主操縱面以確保其操縱可靠性 并且這些助力器由 A 同一液壓系統(tǒng)供壓 B 同一液壓泵供壓 C 不同的液壓系統(tǒng)供壓 22A 在現(xiàn)代運輸機上一般都具有多個液壓系統(tǒng) 并且每個系統(tǒng) A 由單一液壓泵供壓 泵的原動力來自不同發(fā)動機 B 由多個液壓泵供壓 各泵的原動力來自不同發(fā)動機 C 由多個液壓泵供壓 各泵的原動力來自同一發(fā)動機 43 2 通常將液壓系統(tǒng)分成幾個基本部分 它們是 A 操縱控制 B 供壓系統(tǒng) C 傳動系統(tǒng) D 工作顯示 5 液壓系統(tǒng)蓄壓器的功用有 A 保證向發(fā)動機驅(qū)動油泵供油 B 減小系統(tǒng)壓力波動 保持供壓穩(wěn)定 C 增大系統(tǒng)輸出功率 D 系統(tǒng)失壓時 可提供有限次數(shù)工作液壓油作應急液壓源 8 多液壓源系統(tǒng)工作特點是 A 對重要部件 采取多個主系統(tǒng)聯(lián)合供壓 B 每個主系統(tǒng)通常由兩個或多個液壓泵供壓 C 各主系統(tǒng)分別向各自分管的重要部件供壓 D 一般性工作部件由各自的主系統(tǒng)供壓 9 液壓系統(tǒng)氣塞的危害有 A 影響傳動的穩(wěn)定性與連續(xù)性 B 造成壓力損失 C 腐蝕管壁 D 誘發(fā)高頻壓力振蕩 11 引起液壓系統(tǒng)壓力損失的原因有 A 傳動油液流動產(chǎn)生的內(nèi)摩擦及與管壁摩擦 B 傳動部件作功 C 液壓油流速或流向突然改變 D 油箱增壓壓力變小 13 液壓系統(tǒng)的控制活門類型有 A 方向控制活門 B 壓力控制活門 C 流速控制活門 D 流量控制活門 20 15 客機多液壓源系統(tǒng)動力源安排的特點有 A 每個主系統(tǒng)通常由一個發(fā)動機驅(qū)動油泵和一個電機驅(qū)動油泵供壓 B 發(fā)動機驅(qū)動油泵及電機驅(qū)動油泵動力源分別來自不同發(fā)動機 C 有些飛機多液壓源系統(tǒng)還設有空氣渦輪泵作為備用動力 D 許多飛機液壓系統(tǒng)之間還設有動力轉換組件 51 1 飛機燃油系統(tǒng)除了儲存燃油并向發(fā)動機供油外 還應具備的功能有 A 加油 放油 B 油箱通氣 C 工作控制及信號顯示 D 以上都對 3 航空燃氣渦輪發(fā)動機使用的燃油是 A 航空汽油 B 航空煤油 C 液態(tài)氫 D 蘭油 4 航空活塞式發(fā)動機使用的燃油是 A 航空煤油 B 酒精 C 液化天然氣 D 航空汽油 5 單發(fā)選擇供油的特點是 A 燃油靠自身重力向發(fā)動機供油 B 通過選擇某一電動泵來向發(fā)動機供油 C 通過燃油選擇器控制左 右油箱向發(fā)動機供油 D 飛行員可根據(jù)需要選擇上述任何一種方式進行供油 6 結構油箱突出的優(yōu)點是 A 抗漏性好 B 維護方便 可整體更換 C 最大限度地利用了機翼結構空間 使油箱重量最小而加油量最大 D 以上都對 8 飛機燃油系統(tǒng)的型式主要取決于 A 發(fā)動機相對于機體的位置 B 發(fā)動機所用燃油的種類 C 發(fā)動機的數(shù)量和種類 D 發(fā)動機功率的大小 9 飛機燃油箱通氣的主要目的是 21 A 消除加油或放油時油箱內(nèi)外的壓力差 B 飛行中冷卻油箱中的燃油 C 使燃油溶解足夠的空氣 D 保證給油箱增壓泵一個正壓力 12 為什么在大飛機上普遍采用結構油箱 A 減少起火危險 B 使用油方便 C 把漏油量減到最小 D 減輕飛機結構重量 13 油箱燃油增壓泵的功用是 A 為油箱內(nèi)的燃油增壓 B 保證向發(fā)動機驅(qū)動泵提供具有一定壓力的燃油 C 向放油管路提供放油壓力以便迅速放油 D A 和 C 18 燃油濾是清除燃油中機械雜質(zhì) 水份的清潔裝置 為保證供油安全可靠 通常在油濾進出口之間設置有 A 釋壓活門 B 旁通活門 C 計量活門 D 選擇活門 19 雙發(fā)飛機處于正常供油狀態(tài) 燃油關斷活門 A 處于關斷位置 B 處于接通位置 C 由燃油壓力打開 D 由油壓關閉 20 雙發(fā)飛機處于正常供油狀態(tài) 其交輸活門 A 處于打開位 B 處于關斷位 C 在油液壓力下處于關斷狀態(tài) D 將因油液壓力不同而處于不同工作狀態(tài) 21 雙發(fā)飛機燃油系統(tǒng)中如果某一主油箱的所有增壓泵都失效時 向相應發(fā)動機的供油將 A 完全中斷 B 處于交輸供油狀態(tài) C 處于抽吸供油狀態(tài) D 處于重力供油狀態(tài) 22 雙發(fā)飛行時 如果出現(xiàn)兩邊機翼油箱油量差超過規(guī)定值 這時應當 A 暫時關閉燃油減少的油箱中的燃油增壓泵 B 先打開交輸活門 再關閉油量少的油箱增壓泵進行油量平衡 待油量平衡后 關閉交輸活門 并接通已關閉的增壓泵 C 先打開交輸活門 再關閉油量少的油箱增壓泵進行油量平衡 待油量平衡后接通關閉的增壓泵 并關閉交輸活門 D 將多油油箱中的燃油轉輸一部分到輔助油箱 23 飛機采用壓力加油的主要優(yōu)點是 A 可增大加油量污染小 B 加油時間短 污染小 C 可排除油箱內(nèi)的有害氣體 D 以上都對 22 24 空中放油常見的形式是 A 重力放油 B 動力放油 C 沉淀口放油 D A 和 B 25 國際民航組織對飛機必須設置空中放油系統(tǒng)的規(guī)定是 A 最大起飛重量等于最大著陸重量 B 最大起飛重量大于最大著陸重量 105 C 最大著陸重量大于最大起飛重量 105 D 最大著陸重量小于最大起飛重量 105 26 FAR25 部規(guī)定 一架飛機以最大起飛重量起飛后 除去起飛 復飛 在起飛機場著陸期間所消耗的燃油外 飛機重量仍不能滿 足 FAR25 所規(guī)定的進近和著陸性能時 飛機必須設置 A 注油系統(tǒng) B 交輸系統(tǒng) C 空中應急放油系統(tǒng) D 燃油轉輸系統(tǒng) 28 交輸供油系統(tǒng)的功用是 A 為了應急供油 B 允許放油時能從油箱排油 C 把油箱自動加油到所需油平面 D 允許從任一油箱向任一發(fā)動機或所有發(fā)動機供油 29 下列幾條中屬于對應急放油系統(tǒng)的基本要求的是 A 應急放油必須保證能連續(xù)工作 45 分鐘以上 B 應急放油系統(tǒng)及其工作時不能有起火危險 C 燃油必須從機身尾部排出口放出 D 燃油必須從翼尖的排出口放出 31 雙發(fā)飛機所有油箱增壓泵失效時 發(fā)動機將失去推力 A 對 B 錯 34 多發(fā)飛機采用總匯流管供油系統(tǒng) 各發(fā)動機所需燃油必須經(jīng)過總匯流管送往發(fā)動機燃油系統(tǒng) A 對 B 錯 39 采用重力加油 在加油前飛機必須搭鐵并接地 以防止靜電跳火引起火災 加油結束時 切記蓋好并擰緊加油口蓋 A 對 B 錯 42 雙發(fā)飛機左單發(fā)飛行時 燃油關斷活門及交輸活門的狀態(tài)是 A 右發(fā)關斷活門關 左發(fā)關斷活門開 B 兩發(fā)關斷活門均開 交輸活門關 C 兩發(fā)關斷活門均關 交輸活門開 D 右發(fā)關斷活門關 左發(fā)關斷活門開 交輸活門開 13 飛機采用壓力加油的主要優(yōu)點在于 A 加油量大 污染小 B 加油時間短 污染小 C 可排除油箱內(nèi)的有害氣體 23 16 空中放油期間飛機構形應處于 A 非凈形狀態(tài) B 凈形狀態(tài) C 著陸進近狀態(tài) 53 1 航空燃料主要是石油燃料 它們包括 A 航空煤油 B 紅油 C 航空汽油 D 液化天然氣 3 根據(jù)發(fā)動機配置情況 將飛機燃油系統(tǒng)分為 A 單發(fā)選擇供油系統(tǒng) B 雙發(fā)獨立與交輸供油系統(tǒng) C 多發(fā)總匯流管供油 D 重力與壓力供油系統(tǒng) 4 雙發(fā)飛機供油工作情況是 A 起飛時獨立供油與交輸供油聯(lián)合工作供油 B 正常情況下左 右系統(tǒng)獨立向兩發(fā)動機供油 C 單發(fā)飛行或兩邊油量不平衡時需進行交輸供油 D 以上都對 5 多發(fā)總匯流管供油系統(tǒng)可能的供油工作情形有 A 可從各主油箱分別向?qū)陌l(fā)動機供油 B 總匯流管系統(tǒng)可在某發(fā)動機失效時 將其對應油箱的燃油經(jīng)匯流管供給其余正常工作發(fā)動機 C 當某主油箱損壞時 可由輔助油箱代替供油 D 各油箱燃油可經(jīng)匯流活門先送至總匯流管 再從總匯流管分配給各發(fā)動機 6 油箱按結構劃分為 A 硬殼式油箱 B 軟油箱 C 整體油箱 D 通氣油箱 8 飛機燃油系統(tǒng)工作顯示通常包括 A 燃油油量 消耗油量 耗油流量指示 B 燃油壓力 溫度指示 C 油濾旁通活門狀態(tài)指示 D 燃油種類 油箱耗油順序指示 10 雙發(fā)飛機向發(fā)動機供油的方式有 A 正常供油 B 重力供油 C 交輸供油 D 抽吸供油 13 目前民航運輸機普遍采用的加油方式有 A 重力加油 B 壓力加油 C 空中加油 24 D 引射混和加油 14 旅客機加油應特別注意 A 燃油牌號 B 油量單位 C 防火安全 D 重力加油結束及時蓋好加油口蓋 15 何時要實施空中放油 A 著陸重量超過規(guī)定值時 B 飛機迫降時 C 無法實現(xiàn)油量平衡時 D 遭遇突風時 16 實施空中放油的注意事項有 A 除了最緊急的情況外 應指揮飛機到指定的空域 規(guī)定高度上放油 B 放油要特別注意避開居民區(qū)和工業(yè)區(qū) C 提醒飛行員留足規(guī)定的剩余油量 D 放油時要防止污染飛機 防止著火 17 由飛機燃油系統(tǒng)的功能知其基本組成部分有 A 儲油 通氣及供油系統(tǒng) B 加油 放油設備 C 控制及工作顯示設備 D 燃油凈化 加溫系統(tǒng) 18 油箱通氣的目的有 A 防止油箱內(nèi)產(chǎn)生過大的正壓和負壓 B 飛行中給油箱提供沖壓空氣壓力 保證順利向發(fā)動機供油 C 排出油箱內(nèi)燃油蒸汽 防止形成爆炸條件 D 使燃油中富含空氣 保證燃油良好的燃燒性 61 2 旅客機的舒適座艙高度界限值是 A 1 500 米 B 2 400 米 C 3 000 米 D 4 500 米 3 旅客機的安全座艙高度界限值是 A 1 500 米 B 2 400 米 C 3 000 米 D 4 500 米 25 4 旅客機的最大座艙高度不超過 A 2 400 米 B 3 000 米 C 4 500 米 D 6 000 米 5 現(xiàn)代飛機普遍采用增壓氣密座艙 其座艙高度是指 A 飛機飛行高度 B 座艙所對應的海拔高度 C 座艙內(nèi)空氣絕對壓力所對應的海拔高度 D 反映座艙內(nèi)外空氣壓力差的高度 7 現(xiàn)代民用客機采用的氣密座艙型式為 A 再生式氣密座艙 B 通風式氣密座艙 C 全密封式氣密座艙 D 自由通風式座艙 8 飛機氣源系統(tǒng)的可能供氣源有 A 發(fā)動機引起 B APU 引氣 C 地面氣源車 D 以上都對 9 現(xiàn)代大中型運輸機在飛行中氣源系統(tǒng)的壓縮空氣來自 A 專用壓氣機供氣 B 發(fā)動機壓氣機引氣或 和 APU 引氣 C 地面氣源車供氣 D 沖壓空氣供氣 10 對旅客機換氣要求是 A 換氣次數(shù)不得小于每分鐘 25 30 次 B 換氣次數(shù)不得小于每小時 25 30 次 C 正常情況下每人每分鐘需新鮮空氣 7 9Kg D 正常情況下每人每小時需新鮮空氣 7 9Kg 11 飛機座艙空調(diào)溫度的范圍一般在 A 190C 240C B 170C 220C C 170C 240C D 220C 280C 12 為了兼顧飛機乘員的生理要求和減輕飛機自重這兩方面 噴氣式飛機的最大余壓規(guī)定值為 A 7 9PSI B 5 7PSI C 7 9N cm2 D 5 7N cm2 13 為了兼顧乘員的舒適性 對旅客機座艙高度變化率的要求是 A 上升率 500 英尺 分 下降率 350 英尺 分 B 上升率 350 英尺 分 下降率 500 英尺 分 C 升降率 500 英尺 分 26 D 350 英尺 分 升降率 500 英尺 分 14 對座艙余壓的表述 正確的是 A 座艙余壓指飛機氣密座艙內(nèi)空氣壓力相對海平面的壓力之差值 B 座艙余壓指飛機氣密座艙內(nèi)外壓力之差值 C 座艙余壓指飛機氣密座艙內(nèi)外空氣壓力相對地面大氣壓的壓力的差值 D 座艙余壓指未排出座艙外剩余空氣的空氣壓力 17 飛機氣密座艙溫度調(diào)節(jié)的基本方法是 A 控制氣源系統(tǒng)的引氣溫度不超過規(guī)定值 B 對氣源系統(tǒng)的高溫引氣進行冷卻處理 C 保持對座艙供氣量基本恒定 調(diào)節(jié)供給座艙的空氣溫度 D 控制進入座艙的熱空氣流量適當 19 中短程運輸機常采用的空氣循環(huán)制冷方式為 A 簡單式制冷系統(tǒng) B 升壓式制冷系統(tǒng) C 沖壓空氣冷卻系統(tǒng) D 高效系統(tǒng) 22 升壓式空氣循環(huán)制冷系統(tǒng)基本附件應包括 A 沖壓空氣源 熱交換器 渦輪 B 熱交換器 壓氣機 渦輪 C 熱交換器 渦輪 風扇 D 預冷器 熱交換器 渦輪 水分離器 24 升壓式循環(huán)制冷的熱路空氣是指 A 從發(fā)動機流向預冷器的空氣 B 從預冷器流向熱交換器的空氣 C 從壓氣機流向渦輪的空氣 D 從預冷器不經(jīng)冷卻直接流向混和室的空氣 25 升壓式循環(huán)制冷的冷路空氣是指 A 對熱交換器進行冷卻的沖壓空氣 B 從熱交換器冷卻后流向壓氣機的空氣 C 從渦輪流向混和室的空氣 D 從預冷器流經(jīng)熱交換器 壓氣機 渦輪進入混和室的空氣 26 升壓式循環(huán)制冷系統(tǒng)中壓氣機的基本功用是 A 提高渦輪進口壓力以提高渦輪冷卻效率 B 吸收渦輪功 C 增大冷路空氣流量 D 提高渦輪進口溫度 27 渦輪在升壓式制冷系統(tǒng)中的基本功用是 A 帶動壓氣機運轉 為冷路空氣增壓 B 使空氣在渦輪內(nèi)膨脹作功 消耗氣體內(nèi)能降溫 C 加速冷路空氣流動 D 降低冷路空氣的壓力 28 飛機空氣循環(huán)制冷系統(tǒng)中用于使空氣冷卻的裝置是 A 空氣循環(huán)機的壓氣機 B 空氣循環(huán)機的渦輪 27 C 冷風道內(nèi)的沖壓空氣風扇 D 水分離器 29 飛機空調(diào)系統(tǒng)中雙溫活門的功用是 A 根據(jù)控制器指令控制供氣流量大小 以滿足艙溫要求 B 根據(jù)控制器指令控制引氣流量大小 以滿足艙溫要求 C 根據(jù)控制器指令控制冷 熱路活門的開度 使冷 熱路空氣以適當比例進入混和室 保持艙溫在所要求的范圍內(nèi) D 視機型不同可以是以上某一種功用 30 氣密座艙溫度調(diào)節(jié)的執(zhí)行機構是 A 座艙溫度控制器 B 雙向電機及雙溫活門或空氣混和活門 C 座艙溫度選擇器 D 座艙溫度傳感器 33 增壓氣密座艙的壓力制度是指氣密座艙內(nèi)空氣絕對壓力和余壓 A 隨座艙高度變化的規(guī)律 B 隨飛行高度變化的規(guī)律 C 隨座艙增壓狀態(tài)變化的規(guī)律 D 隨排氣活門開度變化的規(guī)律 34 現(xiàn)代大型客機普遍采用的壓力制度是 A 起飛和初始爬升為自由通風 爬升到一定高度時開始增壓 直至余壓達到一定值后保持余壓不變 下降 進近 著